楊冬暉，　李　猛，　尚　坤

(中國航天員科研訓(xùn)練中心 人因工程重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094)

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航天服隔熱材料技術(shù)研究進(jìn)展

楊冬暉，李猛，尚坤

(中國航天員科研訓(xùn)練中心 人因工程重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094)

為明確我國未來航天服被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)的應(yīng)用發(fā)展方向，結(jié)合國內(nèi)外在用近地軌道航天服隔熱材料技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀和先進(jìn)航天服隔熱材料的設(shè)計(jì)需求，對(duì)先進(jìn)航天服隔熱材料的相關(guān)研究進(jìn)行了評(píng)述。目前，多層隔熱組件是在近地軌道和月面等高真空環(huán)境下隔熱效果最理想的材料，但為提高服裝的活動(dòng)性能和對(duì)空間環(huán)境的適應(yīng)能力，需作進(jìn)一步改進(jìn)。纖維類材料在航天服隔熱應(yīng)用方面具有傳統(tǒng)優(yōu)勢(shì)，但在面向火星任務(wù)為代表的低真空環(huán)境的深空探測中，未能達(dá)到熱導(dǎo)率和材料厚度相結(jié)合的隔熱目標(biāo)；氣凝膠類材料具有較低的熱導(dǎo)率，在火星大氣環(huán)境下具有最好的隔熱性能，但無法規(guī)避粉塵污染及機(jī)械耐久性等問題。研究具有更細(xì)纖維尺度和特殊空隙結(jié)構(gòu)的纖維種類，制備具有柔韌耐久特質(zhì)的有機(jī)氣凝膠材料，探索具有不同技術(shù)優(yōu)勢(shì)的材料的組合應(yīng)用，將成為解決未來先進(jìn)航天服隔熱問題的主要途徑。

航天服；隔熱材料；熱防護(hù)；近地軌道；深空探測

航天服是航天出艙活動(dòng)(ExtraVehicularActivity,EVA)生存和執(zhí)行任務(wù)的基本裝備，而熱防護(hù)系統(tǒng)是艙外航天服(以下簡稱艙外服)的重要功能組成，隨著國內(nèi)外載人航天領(lǐng)域的不斷拓展，與航天服熱防護(hù)相關(guān)的技術(shù)也在不斷發(fā)展。在我國完成的出艙活動(dòng)任務(wù)及當(dāng)前國際空間站的出艙活動(dòng)任務(wù)中，所使用航天服的熱防護(hù)技術(shù)主要是針對(duì)近地軌道熱環(huán)境(LowEarthOrbit,LEO)的設(shè)計(jì)應(yīng)用，而面向月球、火星的探索以及未來深空探測將需要研制新型航天服和發(fā)展更加完善的熱防護(hù)技術(shù)。

依據(jù)不同的任務(wù)目的地，相應(yīng)的出艙活動(dòng)熱環(huán)境是艙外服熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的主要驅(qū)動(dòng)因素，決定了熱防護(hù)中被動(dòng)熱控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，例如隔熱材料選擇、紅外及太陽輻射防護(hù)材料的選擇；同時(shí)也影響著航天服主動(dòng)熱控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，例如升華器、散熱器、液冷系統(tǒng)，以及執(zhí)行出艙任務(wù)的乘組代謝消耗等[1-2]。作為航天服熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)中的一個(gè)重要問題，隔熱設(shè)計(jì)的目的是使航天服從傳熱角度與外界環(huán)境相對(duì)隔絕，減少由空間多種輻射熱源及極端溫度交變環(huán)境造成的大量得熱與散熱。如果隔熱措施欠缺，由空間外環(huán)境漏入或漏出服裝的熱流將大量增加，為了維持航天員的體熱平衡，必將極大地增加航天服主動(dòng)熱控系統(tǒng)的負(fù)擔(dān)和設(shè)計(jì)難度。

在未來航天任務(wù)中，要求航天服隔熱材料比當(dāng)前軌道出艙活動(dòng)所使用的材料具備更加全面的功能和更好的耐用性。國際上已開展了這類先進(jìn)航天服的隔熱技術(shù)和材料技術(shù)研究，各種無紡織物、纖維材料、多孔結(jié)構(gòu)織物、氣凝膠合成物等，是先進(jìn)航天服提升隔熱能力的頗具潛力的材料[3-4]。

隨著我國長期載人空間任務(wù)以及未來載人登月等計(jì)劃的逐步開展，有必要掌握航天服隔熱材料技術(shù)的研究現(xiàn)狀和發(fā)展方向。本文回顧了國內(nèi)外在用近地軌道航天服隔熱材料技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀，分析了先進(jìn)航天服隔熱材料的設(shè)計(jì)需求，整理了國外先進(jìn)航天服隔熱材料的發(fā)展情況，為開展進(jìn)一步的研究提供了思路。

1　近地軌道航天服隔熱技術(shù)

1.1航天服隔熱技術(shù)的特點(diǎn)

在近地軌道(LEO)中，輻射是熱傳遞的主要形式。針對(duì)這種熱環(huán)境特點(diǎn)，多層隔熱組件(Multi-layerInsulation，MLI)被廣泛應(yīng)用于衛(wèi)星、飛船、空間站和運(yùn)載火箭等空間飛行器的被動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)中[5-6]。這類隔熱組件通常由高反射率的反射屏和低熱導(dǎo)率的間隔層交替疊合而成，利用屏面的層層反射，對(duì)輻射熱形成很高的熱阻，加上合理有效的排氣設(shè)計(jì)形成真空層，有效地避免了層間氣體的傳導(dǎo)和對(duì)流換熱，使得隔熱組件在真空環(huán)境中具有很好的隔熱性能，其當(dāng)量熱導(dǎo)率理論上可達(dá)到10-5W/(m·K)以下的量級(jí)。通過隔熱組件可使航天器內(nèi)部溫度環(huán)境與劇烈變化的外部熱環(huán)境隔離，以確保人以及儀器設(shè)備在規(guī)定的溫度范圍內(nèi)正常工作。除此之外，多層隔熱材料還在低溫貯箱隔熱、再入飛行器防護(hù)隔熱等方面得到廣泛應(yīng)用[7-8]。

對(duì)于近地軌道出艙活動(dòng)中使用的航天服，其被動(dòng)熱防護(hù)采用與MLI結(jié)構(gòu)相同的多層反射隔熱原理。與其他空間結(jié)構(gòu)相比，艙外服是一類特殊的飛行器，在隔熱防護(hù)的同時(shí)還必須保證航天員穿著航天服時(shí)能夠順利完成必要的肢體活動(dòng)，從而滿足執(zhí)行艙外活動(dòng)操作任務(wù)的工效學(xué)要求[9]；在活動(dòng)頻度較高的部位，對(duì)隔熱組件的耐用性也提出了嚴(yán)峻的考驗(yàn)[10]。

為盡可能減少熱防護(hù)結(jié)構(gòu)對(duì)服裝工效操作能力的負(fù)面影響，需要對(duì)服裝的厚度、重量提出限制，因此，航天服隔熱用MLI結(jié)構(gòu)必須是一種質(zhì)薄高效、具有柔韌特質(zhì)和耐用性能的多重絕熱層組。在該結(jié)構(gòu)中，通過合理的隔熱材料選擇、組合設(shè)計(jì)以及結(jié)構(gòu)復(fù)合，使航天服用MLI結(jié)構(gòu)在LEO空間環(huán)境中提供有效的隔熱性能[11]。

1.2國外在用航天服隔熱技術(shù)

已成熟應(yīng)用多年的俄羅斯艙外服(OrlanDMA)和美國艙外活動(dòng)單元(ShuttleEMU)，是在近地軌道出艙活動(dòng)應(yīng)用的航天服，兩者的隔熱組件具有類似的組成和相近的隔熱效果。其MLI結(jié)構(gòu)的主要隔熱反射膜均為鍍鋁薄膜，只是在具體材料技術(shù)及應(yīng)用上略有不同。俄羅斯艙外服隔熱層表現(xiàn)的性能是在冷環(huán)境中總散熱率小于139.5W，在熱環(huán)境中總得熱率小于92.9W；美國艙外服在冷環(huán)境中總散熱率小于130.1W，在熱環(huán)境中總得熱率小于88.5W[12]。俄、美現(xiàn)有的航天服隔熱結(jié)構(gòu)，總體上可以實(shí)現(xiàn)規(guī)定7小時(shí)出艙活動(dòng)的隔熱需求，但服裝局部(手、足)也曾出現(xiàn)熱防護(hù)不足的問題，因而在服裝隔熱性能方面還有進(jìn)一步提升的需求[13-14]。

針對(duì)國際空間站長期使用的出艙活動(dòng)裝置，美國航空航天局(NASA)一直注重技術(shù)的延伸，以熱防護(hù)為基礎(chǔ)，不斷開展整合多種防護(hù)功能的材料試驗(yàn)研究，隨著出艙活動(dòng)執(zhí)行任務(wù)工作時(shí)間增加，針對(duì)多種出艙環(huán)境風(fēng)險(xiǎn)因素開展了相應(yīng)的防護(hù)材料研究，包括在隔熱結(jié)構(gòu)內(nèi)整合新型復(fù)合材料，對(duì)低密度線性聚乙烯膜改進(jìn)屏蔽輻射的效果進(jìn)行試驗(yàn)，評(píng)估微流星和軌道碎片的風(fēng)險(xiǎn)，有針對(duì)性地選擇多孔泡沫材料并開展實(shí)驗(yàn)研究等[15-16]。

1.3我國艙外服隔熱技術(shù)研究

我國根據(jù)載人航天技術(shù)的發(fā)展和出艙活動(dòng)任務(wù)需求，也已開展相關(guān)技術(shù)研究，研發(fā)了一系列符合航天服技術(shù)特點(diǎn)、多種形式的隔熱材料，通過材料組合設(shè)計(jì)驗(yàn)證，能夠?qū)崿F(xiàn)有效的真空熱環(huán)境被動(dòng)熱防護(hù)[17-19]。

在對(duì)具有柔韌特質(zhì)的隔熱組件的設(shè)計(jì)研究中，針對(duì)不同結(jié)構(gòu)配置的隔熱組件的性能進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)。在相同的模擬真空冷環(huán)境下，選取某種單元重復(fù)多層的隔熱結(jié)構(gòu)，得到了隔熱性能與隔熱組件不同層數(shù)的關(guān)系，如圖1所示。趨勢(shì)線表明實(shí)驗(yàn)熱流與層數(shù)接近負(fù)冪函數(shù)關(guān)系，顯示了層數(shù)對(duì)隔熱組件有效隔熱性能的影響，即隨層數(shù)增加，實(shí)驗(yàn)熱流逐步減小，對(duì)應(yīng)的隔熱組件具有更高的熱阻。在實(shí)際工程應(yīng)用中，由于隔熱組件厚度受到限制，層數(shù)增加將引起層間接觸導(dǎo)熱增加，因而層數(shù)增加到一定程度后隔熱組件的有效熱阻不再增加。

圖2為其中一種隔熱層組件的模擬真空熱實(shí)驗(yàn)結(jié)果，材料冷熱端的溫度及通過材料的垂直熱流分別如圖所示。資料顯示，NASA在“雙子星”(Gemini)艙外服中使用的多層隔熱防護(hù)結(jié)構(gòu)也取得過類似的測試數(shù)據(jù)，能夠?qū)崿F(xiàn)需要的隔熱效果，兩種材料的具體數(shù)據(jù)見表1[20]。

圖1　不同層數(shù)隔熱組件性能Fig.1　Performance of different insulation layers

圖2　自研隔熱組件性能Fig.2　Performance of self-developed insulation layer

此外，為進(jìn)一步提高隔熱組件的隔熱性能，減小材料密度，文獻(xiàn)[21]還提出了采用氣泡結(jié)構(gòu)代替?zhèn)鹘y(tǒng)的層間隔熱網(wǎng)墊的概念方案，對(duì)多層隔熱結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)。

表1　隔熱性能對(duì)比Table 1　Comparison of thermal insulation performance

2　先進(jìn)航天服隔熱技術(shù)需求

對(duì)先進(jìn)登月和火星探測用的航天服系統(tǒng)而言，月球、火星表面具有更為極端的高、低溫環(huán)境，以及不同于低軌道空間的微重力和低真空環(huán)境，由此產(chǎn)生因不同熱環(huán)境特點(diǎn)而帶來的系統(tǒng)熱防護(hù)設(shè)計(jì)需求、原理和實(shí)現(xiàn)方法的差別。

2.1月球和火星表面熱環(huán)境特征

由于月球和火星的晝夜循環(huán)(火星24.5h和月球28d)，環(huán)境溫度會(huì)發(fā)生大幅度變化。在月球表面，抵達(dá)或來自月球表面的熱流并不能通過大氣層得到緩和，因此輻射熱和冷快速交替。在月球中午期間，受太陽光直接照射的物體溫度可升高到111 ℃，而處于月球寒冷夜晚環(huán)境中的物體的表面溫度可降低至-171 ℃?；鹦菧囟茸兓哂屑竟?jié)循環(huán)性，夏季溫度從-83 ℃到-33 ℃，冬季則穩(wěn)定在-123 ℃，達(dá)到CO2的冰點(diǎn)。因此，需要通過有效的航天服熱控制系統(tǒng)維持一個(gè)相對(duì)穩(wěn)定和適宜的溫度環(huán)境[22-24]。

相對(duì)于近地軌道空間，月球表面具有空間輻射強(qiáng)、高真空度(表面環(huán)境壓力約為10-8Pa)、低重力、極端高低溫交變等特殊環(huán)境條件。對(duì)于存在稀薄大氣的火星等行星表面，熱傳遞方式更為多樣化。盡管與月面環(huán)境相比，火星環(huán)境溫度變化相對(duì)溫和，然而在火星大氣環(huán)境中，尤其是在相當(dāng)?shù)偷臏囟认?，需要增加特殊的防護(hù)。[25-27]。另外，行星表面的星塵環(huán)境也會(huì)對(duì)航天服外層隔熱材料造成不利的影響。Apollo登月經(jīng)驗(yàn)表明，月塵吸附在服裝外層隔熱材料表面難以清除，導(dǎo)致被污染的隔熱材料表面的熱輻射性能發(fā)生改變，同時(shí)由于月塵的滲透以及對(duì)材料的磨損也會(huì)加劇隔熱材料性能的退化[28]。

2.2深空探測隔熱材料的特殊性

由于LEO和月面環(huán)境均是高真空環(huán)境，輻射是航天服與外部環(huán)境的主要換熱機(jī)制，采用多層隔熱組件(MLI)可以達(dá)到較好的隔熱效果。因此，近地軌道出艙任務(wù)中航天服使用的柔性隔熱材料MLI在月球壓力環(huán)境中仍然有效。然而，如果面向以火星為代表的深空探測，外部環(huán)境存在稀薄大氣，氣體對(duì)流和傳導(dǎo)換熱將會(huì)產(chǎn)生顯著效果，傳統(tǒng)MLI結(jié)構(gòu)在火星低壓氣體環(huán)境下的隔熱性能將會(huì)大幅降低。

因此，行星探測中壓力、溫度以及星塵環(huán)境的特征，對(duì)航天服隔熱材料提出了特殊要求。其中最主要的一方面是，由于行星環(huán)境氣體的存在增加了隔熱技術(shù)的復(fù)雜性，要求先進(jìn)航天服的隔熱材料不僅在真空環(huán)境中，而且在低壓氣體環(huán)境下也必須有效。關(guān)于防止星塵吸附及除塵等相關(guān)問題，已有學(xué)者基于靜電、磁場等原理提出了不同的防護(hù)措施[29-30]，本文不進(jìn)行詳述。

2.3未來航天服隔熱設(shè)計(jì)理念

根據(jù)NASA的太空探索遠(yuǎn)景計(jì)劃，以及太空任務(wù)的登月和火星探測的不同規(guī)劃目標(biāo)，將包括短期任務(wù)，中期任務(wù)，長期任務(wù)，以及“更遠(yuǎn)”的或更長期的任務(wù)，航天服系統(tǒng)設(shè)計(jì)重點(diǎn)將被放在每項(xiàng)任務(wù)航天服生產(chǎn)和維護(hù)的成本效率上，由此產(chǎn)生了未來航天隔熱設(shè)計(jì)的兩種不同的理念。一種是采用通用理論的設(shè)計(jì)思想，發(fā)展適應(yīng)于不同任務(wù)環(huán)境的通用隔熱技術(shù)，使其在發(fā)射-再入、近地軌道出艙、登陸月球以及火星探測等任務(wù)中均能使用，滿足未來多樣化的EVA任務(wù)需要[25-26,31]。另一種理念是針對(duì)不同任務(wù)環(huán)境專用的隔熱設(shè)計(jì)，將隔熱性能整合到包含熱、微流星防護(hù)等功能的防護(hù)服(ThermalMicrometeoroidGarment,TMG)中，同時(shí)實(shí)現(xiàn)對(duì)TMG的在軌靈活更換[32]。

第一種理念中服裝系統(tǒng)組成簡單，但要求隔熱設(shè)計(jì)具備較強(qiáng)的環(huán)境適應(yīng)性，相應(yīng)地對(duì)隔熱材料的綜合性能具有更多的要求；第二種理念要求服裝系列化地配備可更換的隔熱層，增加了系統(tǒng)的復(fù)雜性，但對(duì)材料性能的要求相對(duì)單一。其中，月球環(huán)境與近地軌道熱環(huán)境特征接近，采取的熱防護(hù)措施可以通用，但由于月球環(huán)境面臨更加極端的晝夜溫差，傳統(tǒng)的措施是通過在服裝局部增加隔熱組件MLI層數(shù)的方式提高熱防護(hù)能力，盡管這樣將導(dǎo)致登月服變得更加厚重，目前這一方案已在阿波羅A7L登月服及其改進(jìn)型A7LB的隔熱設(shè)計(jì)得到了實(shí)際的應(yīng)用[33-34]。此外，以上兩種設(shè)計(jì)理念都無法回避以火星為代表的低真空熱環(huán)境，必須相應(yīng)地開展具體的隔熱材料設(shè)計(jì)。

3　先進(jìn)航天服隔熱材料研究進(jìn)展

3.1隔熱材料篩選

美國在過去二十年左右時(shí)間，針對(duì)先進(jìn)航天服隔熱技術(shù)發(fā)展需求，研究了多種極端環(huán)境下可行的被動(dòng)隔熱技術(shù)方案，并針對(duì)先進(jìn)航天服隔熱材料及其性能開展了一系列的研究工作。

NASA約翰遜航天中心(JohnsonSpaceCenter,JSC)于1993年開始并持續(xù)進(jìn)行候選火星隔熱層的評(píng)估研究，通過火星環(huán)境參數(shù)要求分析和簡化的服裝熱模型，經(jīng)計(jì)算得出隔熱層厚度不超過1.27cm時(shí)，最大傳熱系數(shù)0.62W/(m2·K)可作為火星候選隔熱層的目標(biāo)值，即服裝隔熱材料的有效熱導(dǎo)率應(yīng)不超過7.9mW/(m·K)，考慮材料壓縮負(fù)荷和接縫區(qū)域的損失，將5mW/(m·K)作為一個(gè)合理的材料熱導(dǎo)率目標(biāo)值[35]6。

NASA進(jìn)行了大量候選隔熱材料的概念研究，包括泡沫材料、多孔材料、相變材料等多種類型。結(jié)合初步的實(shí)驗(yàn)研究結(jié)果，從隔熱效果、材料柔順性、力學(xué)強(qiáng)度、厚度、質(zhì)量、以及工業(yè)技術(shù)的成熟性等多方面評(píng)估了各種材料在航天服隔熱應(yīng)用中的優(yōu)劣性，認(rèn)為纖維類材料綜合性能突出，因此初期的研究主要聚焦在纖維類材料上[35]8。同時(shí)，考慮到氣凝膠新型材料優(yōu)異的隔熱性能，后期針對(duì)此類材料在航天服中的應(yīng)用也開展了系統(tǒng)的研究。

3.2纖維類隔熱材料

3.2.1不同纖維材料隔熱性能研究

纖維材料是經(jīng)典的低導(dǎo)熱材料，在服裝防寒保暖應(yīng)用方面，纖維材料常具有良好的隔熱性能。同時(shí)由于纖維結(jié)構(gòu)的多樣性、纖維材料選擇范圍寬、纖維工業(yè)技術(shù)的成熟性以及纖維隔熱應(yīng)用上的研究經(jīng)驗(yàn)等方面具有優(yōu)勢(shì)，使其得到了廣泛的應(yīng)用。

在先進(jìn)航天服隔熱材料應(yīng)用方面最早研究了Nomex?芳綸無紡織物，由于其基材的導(dǎo)熱特性、纖維空隙的介質(zhì)特性和纖維的內(nèi)部結(jié)構(gòu)等因素，該織物具有較低的熱導(dǎo)率。測試結(jié)果顯示，火星大氣壓環(huán)境下Nomex?的熱導(dǎo)率可達(dá)15.7mW/(m·K)，不過該測試只針對(duì)單一的Nomex?材料，沒有將其整合進(jìn)熱、微流星防護(hù)服(TMG)，也沒有模擬火星表面的溫度環(huán)境[36]。這一階段主要探索了纖維材料導(dǎo)熱性能與不同氣體環(huán)境及氣體壓力的關(guān)系，結(jié)果顯示隨氣體壓力降低材料有效熱導(dǎo)率降低。

1994年NASA進(jìn)行了各種候選結(jié)構(gòu)的熱、微流星整合服(TMG)隔熱性能實(shí)驗(yàn)，還包括了航天飛機(jī)軌道服裝的多層隔熱結(jié)構(gòu)(MLI)，其中MLI作為參考隔熱結(jié)構(gòu)。初步候選的隔熱層包括纖維材料和Velcro間隔材料，對(duì)四種隔熱材料與參考結(jié)構(gòu)MLI的隔熱效果進(jìn)行了比較。實(shí)驗(yàn)采用保護(hù)熱板法，試驗(yàn)氣體為CO2，壓力為0.8～33.3kPa，測試溫度-30～27 ℃，所有材料承受代表服裝內(nèi)部加壓和活動(dòng)時(shí)的最大壓縮負(fù)荷6.9kPa。四種材料中，一種夾在兩層尼龍防撕裂織物中間的聚酯微纖維(Primaloft?)填充物，在模擬火星壓力條件下具有最好的隔熱性能，有效熱導(dǎo)率為17mW/(m·K)；同時(shí)，在火星壓力環(huán)境下，由該材料構(gòu)成的TMG隔熱層的熱導(dǎo)率低于MLI的熱導(dǎo)率[37]。

接下來實(shí)驗(yàn)評(píng)價(jià)了在火星壓力和冷環(huán)境溫度下的Airloft?和Pyroloft?纖維隔熱試樣，代替MLI隔熱層。為防止低溫環(huán)境下CO2升華影響實(shí)驗(yàn)艙壓力的控制極限，實(shí)驗(yàn)氣體改為傳熱性能接近的氬氣，氣體壓力為1.33×10-3～1.33×103Pa，測試環(huán)境溫度-100～-45 ℃，實(shí)驗(yàn)材料的壓縮負(fù)荷為0.69kPa。測試結(jié)果表明，火星大氣環(huán)境下Airloft?和Pyroloft?具有相近的隔熱效果，熱導(dǎo)率為25mW/(m·K)[35,37]。后期還針對(duì)Primaloft?Sport等候選材料開展了類似測試，在表2中將以上不同纖維材料隔熱性能的測試情況進(jìn)行了歸納。

3.2.2纖維材料結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)隔熱性能的影響

由于纖維材料內(nèi)部結(jié)構(gòu)參數(shù)與材料導(dǎo)熱率存在必然的聯(lián)系，NASA從1999年開始了不同參數(shù)纖維材料的隔熱性能的實(shí)驗(yàn)測試，得到了纖維密度、纖維直徑和織物密度、織物結(jié)構(gòu)影響下，不同聚酯和芳綸材料在不同環(huán)境壓力和不同壓縮負(fù)荷下的隔熱性能數(shù)據(jù)[38]。

通過對(duì)多種商業(yè)化的纖維材料進(jìn)行分析，從中篩選了Primaloft?Sport合成的具有高膨松度的無紡聚酯織物，作為用于實(shí)驗(yàn)的第一個(gè)材料，因?yàn)槠渚哂休^高的熱阻和良好的壓縮回復(fù)性能。測試結(jié)果如圖3所示，測試樣品熱導(dǎo)率隨氣壓升高而增大，在真空環(huán)境中具有最好的隔熱性能；通過壓縮負(fù)荷改變織物樣品密度，在一定壓力環(huán)境中，樣品密度越大，隔熱性能越好；第二個(gè)選擇和測試的材料是Hollofil?， 如圖4所示，Hollofil?的熱導(dǎo)率也表現(xiàn)出了類似的與壓力和密度的關(guān)系，但比Primaloft?Sport的測試值略高[35,37]。以上試樣的測試數(shù)據(jù)表明，盡管高膨松度的纖維材料具有較好的隔熱性能，在火星壓力環(huán)境下具有較低熱導(dǎo)率18mW/(m·K)，但也超過了目標(biāo)值的3倍。假設(shè)以此類纖維隔熱層達(dá)到軌道EMU相當(dāng)?shù)母魺嵝阅埽魺釋拥暮穸戎辽僖_(dá)到EMU的12倍，從而超過了目標(biāo)要求的服裝膨松厚度最大值1.27cm。因此，以上試樣均不能在火星環(huán)境中提供足夠的隔熱性能[35]6-7。

表2　不同纖維材料隔熱性能對(duì)比Table 2　Comparison of thermal insulation performance of different fibrous materials

圖3　不同密度Primaloft?Sport的熱導(dǎo)率[35]6Fig.3　Thermal conductivity vs. density for Primaloft?Sport

圖4　不同密度Hollofil?的熱導(dǎo)率[35]6Fig.4　Thermal conductivity vs. density for Hollofil?

因?yàn)榫埘ダw維的普遍應(yīng)用，可以得到多種截面形狀的商業(yè)產(chǎn)品，同年NASA又進(jìn)行了不同結(jié)構(gòu)參數(shù)的聚酯纖維材料與隔熱性能關(guān)系的實(shí)驗(yàn)，選取了三種不同結(jié)構(gòu)(實(shí)體圓形截面纖維、四孔中空纖維HollofilⅡ?和槽型多葉纖維4DGTM)作為試樣，同時(shí)用于實(shí)驗(yàn)的材料具有兩種纖維細(xì)度、兩種針刺強(qiáng)度和不同的成網(wǎng)密度。對(duì)這些材料進(jìn)行了在不同環(huán)境壓力下的實(shí)驗(yàn)，壓力變化從真空到1.07kPa，實(shí)驗(yàn)結(jié)果如表3所示。在測試的壓力和范圍內(nèi)，4DGTM具有最好的隔熱性能，在低真空環(huán)境下，較小纖維細(xì)度6D、較低針刺強(qiáng)度19針/cm2和較低成網(wǎng)密度87.62kg/m3的槽形纖維試樣具有最低的熱導(dǎo)率，為19.33mW/(m·K)；在高真空環(huán)境下，較小纖維細(xì)度6D、較低針刺強(qiáng)度19針/cm2和最大成網(wǎng)密度的槽形纖維試樣具有最低的熱導(dǎo)率，為1.62mW/(m·K)[37-38]。從結(jié)構(gòu)上分析，這種纖維具有十分高的比表面積，如果圓形截面纖維的形狀系數(shù)以1計(jì)，4DGTM纖維為2.5，即4DGTM的比表面積是相同細(xì)度纖維的250%～300%[39]。這一項(xiàng)研究顯示了每項(xiàng)參數(shù)對(duì)材料隔熱性能的影響，根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果，影響纖維材料表觀熱導(dǎo)性的主要因素是纖維類型和幾何尺寸，織物密度和多孔性也會(huì)影響其導(dǎo)熱性能。同時(shí)也得出了在高真空下，纖維隔熱層幾乎可以達(dá)到與MLI隔熱層一樣好的性能。

3.2.3數(shù)值分析方法應(yīng)用于材料隔熱性能分析

為了預(yù)測大量航天服隔熱層材料的有效熱導(dǎo)率，研究不同纖維截面、纖維方向?qū)崃鞯挠绊?，以及材料空隙率?duì)服裝隔熱模型單元穩(wěn)態(tài)熱傳遞的影響，NASA采用了有限元分析等數(shù)值模擬方法開展了進(jìn)一步研究。

模型針對(duì)3.2.2節(jié)中討論的三種截面的聚酯纖維材料進(jìn)行了分析，討論了兩種纖維直徑、三種介質(zhì)和兩種極限方向?qū)?dǎo)熱熱流的影響，以及兩種極限空隙率對(duì)服裝隔熱模型單元傳熱的影響。模型計(jì)算的熱邊界條件與前述的三種纖維實(shí)驗(yàn)的條件保持一致。研究的基本結(jié)果包括以下幾方面：具有較高空隙率的材料具有更好的隔熱性能；當(dāng)材料纖維方向與熱流方向平行，在材料介質(zhì)中沿該方向提供了導(dǎo)熱通路從而影響材料隔熱能力；表現(xiàn)出最低熱導(dǎo)率的是細(xì)度小的4DGTM槽型多葉纖維，將該材料空隙填充氣凝膠介質(zhì)，其導(dǎo)熱率理論上能達(dá)到7.61mW/(m·K)，其他幾種材料顯示了基本接近的性能。此外，三種纖維中，實(shí)體圓形截面纖維和四孔中空纖維的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)符合性較好，而槽型多葉纖維由于材料幾何截面估計(jì)誤差等原因?qū)е掠?jì)算結(jié)果偏小[37]。在考慮增加候選材料范圍、研究其他纖維方向結(jié)構(gòu)、采用不同隔熱介質(zhì)等后續(xù)研究中，數(shù)值計(jì)算方法將繼續(xù)發(fā)揮重要作用。

表3　纖維結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)隔熱性能的影響[38]5-6Table 3　Effects of fibrous structural parameters on thermal insulation performance

3.3氣凝膠新型材料

目前最常見的氣凝膠為無機(jī)硅氣凝膠，硅氣凝膠是一種以直徑為1～10nm的小硅粒子通過稀松連接形成的高度多孔的網(wǎng)狀結(jié)構(gòu)，小孔的大小直徑約為20nm。氣凝膠小孔或真空空隙占總體積的90%或更多，氣凝膠的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)決定了其低密度和低傳熱特性。非透明氣凝膠合成物的導(dǎo)熱率在地球環(huán)境條件下可低至9～12mW/(m·K)，明顯優(yōu)于其他所有高性能固體絕熱材料[40-43]。

約翰遜航天中心(JSC)一直為新型航天服尋找通用的登月和登火星用熱絕緣材料，由于氣凝膠材料的獨(dú)特技術(shù)優(yōu)勢(shì)，JSC非常積極地支持氣凝膠隔熱材料的研究和開發(fā)工作，重點(diǎn)進(jìn)行了以氣凝膠為基礎(chǔ)的合成物研究，并將先前纖維材料研究中真空和行星表面環(huán)境下的隔熱要求，作為絕熱設(shè)計(jì)的目標(biāo)值。

JSC與AspenTechnology公司合作，以無紡纖維作為基材，開發(fā)了柔性纖維加固硅氣凝膠合成織物材料(Fiber-reinforcedSilicaAerogelsCompositeFabric,FRSACF)，并對(duì)隔熱數(shù)據(jù)和相關(guān)設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行了初步評(píng)估比較，主要參數(shù)包括：高/低真空下的熱導(dǎo)率，材料多孔性，服裝要求的厚度以及服裝要求的單位面積重量的對(duì)比。在兩種壓力環(huán)境下進(jìn)行了比較測試：類似LEO和月球環(huán)境的高真空(1.33×10-4Pa)和類似火星和月球行星的低真空(1.07×103Pa)；測試條件為航天服在真空冷環(huán)境應(yīng)用的代表性工況[40]6。選擇用于評(píng)估的材料包括：在先前纖維材料篩選測試當(dāng)中在室溫環(huán)境和壓力下具有低熱導(dǎo)率的Primaloft?Sport；作為纖維參數(shù)和有限元分析對(duì)象的不同截面的聚酯類纖維材料，即前述的圓形纖維，中空纖維和槽形纖維；另外增加了來源于標(biāo)準(zhǔn)工業(yè)產(chǎn)品的Polyimide氈和Durette氈；當(dāng)前在用的航天飛機(jī)軌道航天服隔熱層MLI也參與了比較。

與預(yù)期結(jié)果一致，如圖5所示，每個(gè)試樣在高真空的熱導(dǎo)率總是低于低真空下的熱導(dǎo)率，在高真空環(huán)境下，所有候選材料的熱導(dǎo)都小于目標(biāo)的熱導(dǎo)率值5mW/(m·K)，這些材料可以在冷和熱環(huán)境下均表現(xiàn)出良好的隔熱性能。其中，MLI具有最好的隔熱性能，熱導(dǎo)率比其他材料低一個(gè)數(shù)量級(jí)；在低真空度條件下，MLI隔熱效果最差，氣凝膠基合成物的隔熱效果最好，也是唯一能夠接近目標(biāo)熱導(dǎo)率的材料。接下來最接近目標(biāo)值的為Primaloft?Sport，熱導(dǎo)率接近3倍的目標(biāo)值[40]7。

圖5　材料熱導(dǎo)率對(duì)比[40]7Fig.5　Comparison of thermal conductivity

圖6給出了為達(dá)到等效的隔熱效果所需的不同材料厚度。盡管在高真空環(huán)境中，MLI可以通過最小的材料厚度實(shí)現(xiàn)有效的防護(hù)，但在低真空環(huán)境中，所需材料厚度遠(yuǎn)超過了目標(biāo)值，各材料中也只有氣凝膠基合成物的厚度最接近目標(biāo)值1.27cm。綜合以上結(jié)果得出，與其他隔熱層相比，氣凝膠類材料是不論在高真空和低真空下，能最好滿足隔熱性能和厚度要求的材料。由此可以預(yù)見，基于MLI與FRSACF相結(jié)合的隔熱結(jié)構(gòu)對(duì)于先進(jìn)EVA航天服通用隔熱設(shè)計(jì)是一種有吸引力的概念解決方案[42]。

圖6　等效防護(hù)厚度對(duì)比[40]7Fig.6　Comparison of equivalent protection thickness

氣凝膠合成織物的主要缺陷是其脆性、粉塵性、機(jī)械耐久性以及封裝整合問題等。材料在反復(fù)使用處理后，硅氣凝膠容易破裂并從纖維加固基質(zhì)部分脫出。文獻(xiàn)[41-42]對(duì)幾種FRSACF樣品的機(jī)械耐久性和循環(huán)使用后的性能也進(jìn)行了相應(yīng)的測試，樣品的隔熱性能和力學(xué)特性的退化目前無法回避。

為克服硅氣凝膠的上述不足，近年來國外對(duì)各種聚合物氣凝膠開展了制備和研究，如酚醛、聚氨酯、聚脲、聚酰亞胺氣凝膠等。其中，以NASA為代表的研究機(jī)構(gòu)對(duì)聚酰亞胺氣凝膠材料開展了系統(tǒng)的研究，成功研制了具有阻燃、絕緣、耐高溫、隔熱和柔韌性能優(yōu)異的聚酰亞胺氣凝膠產(chǎn)品。該材料在室溫下的熱導(dǎo)率為14mW/(m·K)，密度與硅氣凝膠相當(dāng)，具有更高的模量，而且可以形成塊狀或者薄膜狀制品[44-46]。同時(shí)，國內(nèi)也針對(duì)不同的應(yīng)用領(lǐng)域開展了不同復(fù)合氣凝膠材料的研究。余煜璽等通過將玻璃纖維與SiO2氣凝膠復(fù)合，提高了復(fù)合氣凝膠的力學(xué)性能[47]；房光強(qiáng)等以聚酰亞胺氣凝膠為基體，以SiO2納米粒子為填料，制備了一系列具備抗原子氧能力的復(fù)合氣凝膠[48]。后期需在模擬的不同任務(wù)環(huán)境中對(duì)氣凝膠材料的隔熱特性做進(jìn)一步測試，同時(shí)對(duì)材料的使用耐久性進(jìn)行評(píng)估。

4　技術(shù)展望

(1)基于多層隔熱結(jié)構(gòu)MLI的隔熱方案，是軌道基航天服隔熱設(shè)計(jì)長期應(yīng)用的方案，也曾成功運(yùn)用于Apollo任務(wù)登月實(shí)踐。在月面出艙活動(dòng)中，為保證足夠的隔熱性能，局部采用厚重的MLI結(jié)構(gòu)將會(huì)影響服裝的活動(dòng)工效?？紤]到MLI在真空環(huán)境中優(yōu)異的隔熱性能，今后仍會(huì)被繼續(xù)使用，但需要對(duì)其組成結(jié)構(gòu)不斷優(yōu)化，使其更加輕薄、柔軟，減少對(duì)活動(dòng)的阻礙。

(2)纖維類材料是在傳統(tǒng)隔熱應(yīng)用中具有優(yōu)勢(shì)的材料，國外為先進(jìn)航天服的發(fā)展對(duì)大量纖維材料進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，盡管上述研究的纖維多孔隔熱材料目前無法達(dá)到如火星熱環(huán)境下要求的隔熱目標(biāo)值，但仍然可以作為有潛力的備選材料。無紡纖維織物表現(xiàn)出相對(duì)優(yōu)異的性能，纖維結(jié)構(gòu)特性及其構(gòu)成的織物結(jié)構(gòu)特性對(duì)材料的熱傳遞特性起到重要作用，應(yīng)考慮調(diào)整材料結(jié)構(gòu)參數(shù)以控制材料空隙，進(jìn)一步改善其隔熱性能。同時(shí)隨著材料技術(shù)的發(fā)展，需要探索隔熱性能優(yōu)異的新型纖維種類，研發(fā)具有纖維細(xì)度更小、空隙體積百分?jǐn)?shù)更高等結(jié)構(gòu)特征的纖維材料，如納米纖維材料等。

(3)與其他隔熱材料相比，氣凝膠類材料不論在高真空和低真空下，都能較好滿足服裝隔熱性能要求。尤其在火星探測等低真空環(huán)境下，氣凝膠基合成物是目前隔熱性能最好的材料。 因此，氣凝膠隔熱技術(shù)具有較好的應(yīng)用前景，但其可用性還需要得到材料機(jī)械性能、疲勞性能等實(shí)驗(yàn)測試結(jié)果的驗(yàn)證。未來柔性氣凝膠基隔熱材料的研究應(yīng)關(guān)注三個(gè)方面：在現(xiàn)有的氣凝膠材料基礎(chǔ)上，解決材料與服裝整合以及材料粉塵密封的問題；依據(jù)服裝局部使用特征，優(yōu)選合適的氣凝膠基合成物；尋求具備較好力學(xué)穩(wěn)定性、能夠消除現(xiàn)有粉塵問題的其他氣凝膠構(gòu)想。最近的研究表明，聚酰亞胺氣凝膠具備較好的力學(xué)性能，在未來航天服隔熱應(yīng)用方面具有一定優(yōu)勢(shì)，但其實(shí)際使用性能還有待于進(jìn)一步評(píng)估。

(4)面向未來多目的地探測，新一代航天服應(yīng)具備良好的防護(hù)性能和高效的活動(dòng)能力，同時(shí)也將是輕質(zhì)、安全、可靠的系統(tǒng)。這對(duì)服裝隔熱設(shè)計(jì)提出了更為復(fù)雜的系統(tǒng)性要求：一方面服裝的防護(hù)性能和活動(dòng)工效要兼顧；另一方面，由于隔熱層通常整合在TMG中，需要同時(shí)具備較強(qiáng)的綜合防護(hù)能力。例如，軌道出艙時(shí)的微流星和輻射防護(hù)，月面和火星探測時(shí)的星塵防護(hù)，以及接觸物體時(shí)的切割、穿刺等機(jī)械防護(hù)。因此，單一的防護(hù)材料難以滿足要求，需探索不同材料的組合應(yīng)用方法，充分發(fā)揮MLI在真空環(huán)境中成熟可靠的隔熱性能，纖維材料在空間環(huán)境中的牢固性、耐久性、穩(wěn)定性以及氣凝膠類材料低熱導(dǎo)率等優(yōu)勢(shì)，彌補(bǔ)不同材料各自的缺陷，研發(fā)適用于未來先進(jìn)航天服的柔性防護(hù)結(jié)構(gòu)。

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(NationalKeyLaboratoryofHumanFactorsEngineering,ChinaAstronautResearchandTrainingCenter,Beijing100094,China)

(責(zé)任編輯：徐永祥)

Development of Thermal Insulation Materials Technology for Spacesuit

YANG Donghui，LI Meng，SHANG Kun

Toclarifythedevelopmenttrendofthepassivethermalprotectiontechnologyforfuturespacesuits,consideringthetechnicalstatusofthethermalinsulatingmaterials(TIM)forlowearthorbitspacesuitandthedesignrequirementsforadvancedspacesuits,researchontheTIMforadvancedspacesuitsisreviewed.Multi-layerinsulationhasperformedbestsofarinthehighvacuumenvironmentoflowearthorbitormoon,whichstillneedstobeoptimizedforspacesuitmobilityandspaceenvironmentaladaptability.Fibrousmaterialhaslotsoftraditionaladvantagesinthethermalinsulatingapplicationofspacesuits;however,itcannotachievethegoalofthermalconductivityandmaterialthicknessinlowvacuumenvironmentduringthedeepspaceexplorationsuchasMarsmission.AerogelmaterialhaslowerthermalconductivityandperformsbestintheatmosphereofMars,buttheproblemsofdustcontrolandmechanicaldurabilitycannotbeavoided.Studyingthefibroustypeswithfinerdimensionandspecialporousstructures,developingtheorganicaerogelmaterialwithexcellentflexibilityanddurability,andtryingthecompositeapplicationofmaterialswithdifferenttechnologicaladvantages,whichcanbethepossiblemethodstodealwiththeissueofthermalinsulationforadvancedspacesuitsinfuture.

spacesuit；thermalinsulatingmaterials；thermalprotection；lowearthorbit；deepspaceexploration

2015-11-13；

2015-12-22

國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室基金項(xiàng)目(9140C77040414 0C77318)

楊冬暉(1971—)，女，副研究員，主要從事航天服熱防護(hù)技術(shù)研究，(E-mail)ydh507@aliyun.com。

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.2.014

V444.3

A

1005-5053(2016)02-0087-10